捷联惯性导航系统，全球卫星导航系统和天文导航系统各有优缺点，仅依靠单一导航系统难以长时间提供可靠的高精度导航信息，目前应用最为广泛的捷联惯性/卫星组合导航在战时易受干扰，可靠性得不到保障，所以进行惯性/卫星/天文组合导航系统研究具有重要的意义。本文以某科研项目为背景，研究高空长航时飞行器组合导航系统的相关技术，主要工作如下:　　介绍了捷联惯性导航的基本原理，在此基础上，对捷联惯性导航进行了仿真研究。介绍了天文导航基本原理，分析了天文定位和定姿原理，建立了捷联惯性/天文基于位置组合的误差模型，在比较多种滤波算法基础上，针对高空长航时飞行器的动力学特点，探究了捷联惯性/天文组合导航的非线性特性，设计了基于无迹粒子滤波捷联惯性/天文组合导航算法。　　采用经典卡尔曼滤波算法和无迹粒子滤波算法，分别设计了捷联惯性/天文组合导航系统在飞行器机动轨迹下的仿真实验。仿真结果表明，两种滤波算法都可以抑制捷联惯导的发散误差，但无迹粒子滤波精度更高，验证了设计的非线性滤波算法具有更好的适应性。　　为提高组合导航系统运行可靠性，研究了捷联惯性/卫星/北斗/天文组合导航方式，同时考虑在高空恶劣环境中导航子系统可能会出现故障，设计了基于联邦滤波的容错导航系统，并基于残差x2检验法对系统进行故障检测，当检测到故障后，及时隔离故障系统，并重构组合导航系统。仿真研究了卫星导航系统发生故障时，比较不同精度天文导航设备对于容错组合导航精度的影响。　　最后设计了容错组合导航系统的跑车实验，利用跑车实验的实测数据进行离线仿真研究，仿真结果表明，容错组合导航系统能及时检测出子系统故障并隔离故障系统，可提供稳定可靠的高精度组合导航信息。